Управляемый снаряд



Управляемый снаряд
Управляемый снаряд
Управляемый снаряд
Управляемый снаряд
Управляемый снаряд
Управляемый снаряд

 


Владельцы патента RU 2537357:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка». Снаряд содержит воздушно-динамический рулевой привод в головном отсеке корпуса снаряда и аэродинамические органы управления - рули с установленными перед ними пилонами. Воздухозаборники воздушно-динамического рулевого привода встроены в пилоны и выполнены в виде биплановых П-образных пластин с переходом в моноплан по задней кромке. В передней кромке пилона выполнено П-образное отверстие и отверстие в корпусе снаряда. Достигается повышение эффективности управления снаряда.1 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов с одноканальной системой управления, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях управляемых снарядов с различными аэродинамическими схемами, в том числе и с компоновкой по схеме «утка».

Известен управляемый снаряд [Патент на изобретение RU2088890 (ГУП Конструкторское бюро приборостроения) 27.08.1997 г.], принятый за прототип.

Управляемый снаряд состоит из воздушно-динамического рулевого привода в головном отсеке корпуса снаряда, аэродинамических органов управления - рулей с пилонами, установленными перед рулями, блока стабилизатора, маршевого двигателя, боевой части.

Снаряд выстреливается из трубы-контейнера с малой начальной скоростью 50…70 м/с.

Недостатком прототипа является невысокая эффективность воздушно-динамического рулевого привода с воздухозаборником в носовой части снаряда. При полете на больших углах атаки из-за срыва потока происходит нестабильное обтекание носовой части корпуса, влияющее на эффективность рулевого привода. Кроме того, такой воздухозаборник не позволяет оптимально использовать головную часть для установки дополнительной боевой части (лидера) в противотанковых управляемых снарядах, в управляемых ракетах по зенитным целям установки неконтактного датчика цели (НДЦ), а также головки самонаведения.

Задачей данного изобретения является повышение эффективности управления снаряда за счет повышения эффективности воздушно-динамического рулевого привода и аэродинамических органов управления.

Решение задачи заключается в том, что в управляемом снаряде, выполненном по аэродинамической схеме «утка», содержащем воздушно-динамический рулевой привод в головном отсеке корпуса снаряда, аэродинамические органы управления - рули с установленными перед ними пилонами, новым является:

1. Воздухозаборники воздушно-динамического рулевого привода встроены в пилоны и выполнены в виде биплановых П-образных пластин с переходом в моноплан по задней кромке с забором воздуха через П-образное отверстие в передней кромке пилона, далее по воздушному протоку между планами и через отверстие на корпусе снаряда на рулевой привод.

2. В передней кромке пилона воздухозаборное П-образное отверстие выполнено с соотношением ширины между планами к размаху пилона как 0,15…0,50. Длина отверстия на корпусе выполнена с соотношением 0,80…0,85 длины бортовой хорды пилона, а руль, установленный за пилоном, выполнен с переменным углом стреловидности по передней кромке - 0 градусов от корневой хорды до 0,30…0,50 размаха консоли руля, далее 50…60 градусов до полного размаха. При этом соотношение корневых хорд пилона и руля выполнено как 0,5…1,0, соотношение размахов консолей пилона и руля выполнено как 0,30…0,50, а зазор между консолями от задней кромки пилона до передней кромки руля составляет 0,05…0,20 длины корневой хорды консоли руля.

По сравнению с прототипом при наличии общих конструктивных признаков и свойств управляемый снаряд с предложенной конструкцией позволяет повысить эффективность управления, повысить баллистические характеристики снаряда, позволяет совместить воздухозаборник с пилоном, оптимально использовать компоновку головного отсека снаряда.

Принцип действия и устройство предлагаемого решения поясняется графическими материалами.

Управляемый снаряд предлагаемой конструкции представлен на фиг.1. На фиг.2 - головной отсек корпуса снаряда с воздухозаборником, встроенным в консоль пилона, установленного перед рулем. На фиг.3, 4, 5 - схема конструкции воздухозаборника, встроенного в консоль пилона. На фиг.6: 1 - кривая зависимости подъемной силы руля без пилона от эффективного угла атаки Сур=f(α'эф), 2 - кривая зависимости подъемной силы руля с пилоном Сур+п=f(α'эф); 3 - кривая зависимости подъемной силы руля со встроенным воздухозаборником в пилон Сур+п+вз=f(α'эф). α'эф=kα·α+δp, где α - угол атаки снаряда; δp - угол отклонения руля; kα - коэффициент интерференции корпуса на руль.

Управляемый снаряд предлагаемой конструкции [фиг.1] состоит из головного отсека корпуса снаряда 1, воздушно-динамического рулевого привода 2, руля 3, воздухозаборника, встроенного в пилон 4, маршевого двигателя 5, боевой части 6, блока стабилизатора 7.

Забор воздуха осуществляется через П-образное отверстие в передней кромке пилона, далее по воздушному протоку между планами и через отверстие на корпусе снаряда на рулевой привод.

Обозначения, приведенные на фиг.2…5, характеризуют геометрические параметры элементов планера управляемого снаряда:

Lp - размах консоли руля;

Lп, Lвз - размах консоли пилона и воздухозаборника;

Вр, Bп - корневая хорда руля и пилона;

Ввз - длина отверстия воздухозаборника на корпусе снаряда;

Нвз - ширина между планами воздухозаборника;

Нвзк - ширина отверстия воздухозаборника на корпусе снаряда;

χ′ - угол стреловидности руля от корневой хорды;

χ′′ - угол стреловидности руля от 0,3…0,5 размаха руля;

ΔХ - зазор между пилоном и рулем;

λ - удлинение консоли руля ( λ = L p 2 S p ) ;

Sp - площадь консоли руля.

Для управляемых снарядов, выполненных по схеме «утка» (противотанковых, зенитных), со скоростями полета дозвуковыми, трансзвуковыми (Мах=0,5…1,0), диапазон линейных углов атаки составляет 3…4 градусов. Данные значения углов атаки приведены для управляемых снарядов с рулем малого удлинения (λ=2,0…2,5) без пилона при углах отклонения δР=13…14 градусов. При этом эффективные углы атаки руля составляют α'эф=18…20 градусов. Для руля с пилоном (прототип) эффективный угол увеличивается до 24…26 градусов (α=5…6 градусов, δp=16…18 градусов °).

Для снарядов с предлагаемой конструкцией руля с встроенным воздухозаборником в консоль монопланового пилона эффективный угол атаки составляет 30…32 градуса (α=8…10 градусов, δp=18…20 градусов °). Вследствие этого дальность полета управляемого снаряда увеличивается на 15…20% за счет увеличения подъемной силы руля, увеличения располагаемой перегрузки

Итак, выполнение аэродинамических органов управления в виде руля малого удлинения с переменной стреловидностью по передней кромке с установленным перед рулем пилоном с встроенным воздухозаборником повышает эффективность управления снаряда.

Проведенные исследования и летные испытания позволили определить конструктивные параметры пилона с встроенным воздухозаборником, а также определить оптимальные соотношения руля и пилона. Данная конструкция, примененная на управляемом снаряде зенитного комплекса, позволит увеличить максимальную дальность полета на 15…20%. При этом за счет выполнения неконтактного датчика цели (НДЦ) в носовой части корпуса снаряда позволит эффективно поражать зенитные цели. Кроме того, применение данного предложения на управляемых противотанковых снарядах позволит за счет установки в носовой части корпуса дополнительной боевой части («лидера») повысить бронепробиваемость снаряда.

1. Управляемый снаряд, выполненный по аэродинамической схеме «утка», содержащий воздушно-динамический рулевой привод в головном отсеке корпуса снаряда, аэродинамические органы управления - рули с установленными перед ними пилонами, отличающийся тем, что воздухозаборники воздушно-динамического рулевого привода встроены в пилоны и выполнены в виде биплановых П-образных пластин с переходом в моноплан по задней кромке, при этом в передней кромке пилона выполнено П-образное отверстие и отверстие в корпусе снаряда.

2. Управляемый снаряд по п.1, отличающийся тем, что П-образное отверстие воздухозаборника в передней кромке пилона выполнено с соотношением ширины между планами к размаху пилона как 0,15…0,50, длина отверстия на корпусе снаряда выполнена с соотношением 0,80…0,85 длины бортовой хорды пилона, а руль, установленный за пилоном, выполнен с переменным углом стреловидности по передней кромке - 0° от корневой хорды до 0,30…0,50 размаха консоли руля, далее 50…60° до полного размаха руля, при этом соотношение размахов консолей пилона и руля выполнено как 0,30…0,50, соотношение корневых хорд пилона и руля выполнено как 0,50…1,0, а зазор между консолями пилона и руля составляет 0,05…0,20 длины корневой хорды консоли руля.



 

Похожие патенты:

Предлагаемая группа изобретений относится к области военной техники, а именно к способу и средствам укладки парашюта и скреплённого с ним контейнера. Способ укладки парашюта и скрепленного с ним контейнера с полезным снаряжением в головную часть корпуса гранаты включает укладку купола парашюта, строп, а при наличии и металлического удлинителя в головную часть гранаты.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Боеприпас // 2529236
Изобретение относится к области военной техники, а именно к различным боеприпасам, преимущественно для гладкоствольного оружия. Боеприпас содержит корпус с хвостовой частью, откидывающиеся консоли стабилизирующего оперения и элементы шарнирного соединения консолей с хвостовой частью корпуса.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч.

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат.

Группа изобретений относится к области устройств для улучшения управления ракетами или реактивными снарядами, а именно к устройствам управления ракетой или реактивным снарядом, например малого калибра.

Изобретение относится к ракетной технике и касается использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.
Изобретение относится к области военной техники, а именно к устройству формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда. Устройство формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда содержит исполнительный механизм вскрытия или отделения головной части и приемник сигналов ГЛОНАСС или других систем спутниковой навигации с возможностью предстартовой установки в нем координат точки отделения или вскрытия головной части.

Изобретение относится к области ракетных вооружений, в частности к рулевому приводу и способу управления полетом управляемого снаряда. Рулевой привод управляемого снаряда содержит корпус, основание, фильтр, воздухозаборник, электромагнитные клапаны и пневмоцилиндры рулевых машин.

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ.

Изобретение относится к вооружению, а именно к боеприпасам. Артиллерийский снаряд содержит корпус кормового отсека (ККО) с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство.

Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых бикалиберных ракетах. Бикалиберная ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива представляет собой часть двигательной установки, конструктивно объединяющей его с ракетно-прямоточным двигателем. Переднее днище двигательной установки снабжено воздухозаборным устройством, размещенным в кольце, образованном перепадом калибров маршевой ступени и двигательной установки. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя размещен в камере сгорания ракетного двигателя концентрично с его топливным зарядом. Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности включает разгон ракеты на восходящей ветви траектории ракетным двигателем твердого топлива, последующее его отделение и полет маршевой ступени по инерции. Для увеличения дальности полета после окончания работы ракетного двигателя твердого топлива включают ракетно-прямоточный двигатель. Открывают воздухозаборное устройство, трансформируют сопло ракетного двигателя, увеличивая его критическое сечение, и используют камеру сгорания ракетного двигателя в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. После окончания работы ракетно-прямоточного двигателя его отделяют вместе с ракетным двигателем. Для уменьшения дальности полета после окончания работы ракетного двигателя ракетно-прямоточный двигатель не включают и отделяют их с программируемым временем задержки. Достигается увеличение максимальной дальности полета ракеты. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх